高效合成射流激励信号的实验验证

在水槽中对合成射流控制圆柱分离进行了实验研究,射流出口为狭缝,由圆柱后驻点向下游喷射.为了进一步提高合成射流的控制效率,笔者采用了一种改变合成射流上下半周期时间比的高效合成射流激励信号.实验表明:对于采用标准正弦信号的普通合成射流,随着基于射流出口平均速度的雷诺数ReU的增大,圆柱后缘分离区变小,分离点推后.当ReU约大于430时,圆柱后缘分离区消失,绕流可完全再附.伴随合成射流的吹吸,圆柱后缘尾迹出现周期性的张合现象,从而抑制了卡门涡的脱落.采用高效合成射流激励信号,固定ReU,减小正弦信号形状因子k,合成射流的控制效率降低;k增大到足够高时,合成射流出口速度和诱导涡量强度大幅增加,使控制效率得到显著提高,从而很好地验证了这种高效合成射流激励信号对合成射流控制效果的影响.     

矩形管湍流冲击射流场的PIV实验研究

湍流冲击射流在工程和军事工业中都具有广泛的应用。采用粒子图像测速(PIV)技术,在射流雷诺数为20000和喷口-冲击板间距为4倍喷管水力直径的条件下,对矩形管湍流冲击射流场进行了实验测量,得到了主射流区和冲击区附近测量截面上的平均速度和涡量分布。结果表明,由于射流的卷吸及其与环境流体之间的相互作用,使得射流边界处具有很高的涡量;在流场的流出区域存在一个显著的回流区,这是半封闭冲击射流场的特征结构之一。     

高压水射流结构的红外热像特征

对高压水射流进行了红外探测,提取了射流红外辐射温度的二维与三维特征,研究了湍射流的涡旋结构、射流分段结构及其时间演化特征.结果表明:射流大尺度涡结构呈现不规则的椭圆形,随着射流雷诺数增大,涡的尺度也不断增大;拟序结构中配对的大涡并非严格对称,其强度不同、涡的精细结构也不同;大涡可由尺度、强度、旋向不同的子涡组成;射流初始段的红外辐射温度呈线性分布、主体段呈随机分布、过渡段呈出突变的特点.     

用PIV技术测量自由射流瞬态流场

利用ＰＩＶ技术测量了射流流场，得到了自由射流核心区的瞬时速度场，并对实验结果进行了分析总结。比较了射流出口雷诺数分别为２３００及３５００时流场的实验结果。在低雷诺数情况下，射流的边界层较薄，展向尺寸较小，随着出口雷诺数的增高，射流边界层明显增厚，展向尺寸也更快地增大。     

近耦合鸭式布局鸭翼展向零质量射流控制技术实验研究

结合鸭式布局和机翼展向吹气的优点,采用鸭翼展向零质量射流间接涡控技术提高战斗机大迎角和过失速机动性能.其主要利用鸭翼涡与主翼涡之间的有利干扰,零质量射流直接增强鸭翼涡,同时间接增强主翼涡.本文利用低速风洞测力测压实验,研究展向零质量射流对近耦合鸭式布局增升影响规律.在不同雷诺数下,通过改变零质量射流的频率来揭示零质量射流与鸭式布局气动力之间的关系.本研究为新一代战斗机研制提供一定的技术储备.     

雷诺数对圆柱气动力和流场影响的试验研究

通过刚性模型测压风洞试验，研究了圆柱的气动阻力、气动升力系数和风压系数随雷诺数的变化规律，从流场分布的角度分析了气动力变化的原因，并研究了雷诺数影响下的流场在圆柱轴向的相关性。结果表明:在亚临界雷诺数区域，在时间平均上流场沿模型两侧呈对称分布，雷诺数对平均阻力系数和流场影响较小，平均升力系数基本为零。在临界雷诺数区域，随着特定区域大负压区的出现，流场不再对称，出现不容忽视的平均升力和脉动升力。在超临界雷诺数区域，随着对称侧大负压区的出现，流场恢复对称状态，平均升力基本消失。雷诺数对流场的轴向相关性有显著的影响。在雷诺数较低时（亚临界区域），卡门涡在轴向上的尺度相对较大，而随着雷诺数的提高，该尺度逐渐减小，各断面流场的相关性降低。     

并列双圆柱尾流切向喷射控制研究

采用PIV实验研究雷诺数为4000、中心距比为1.1的绕并列双圆柱流动施加切向喷射的尾涡控制特性。发现尾涡流场呈现双稳态偏流流型，偏向间隙流的存在将导致圆柱附近时均尾流场沿圆柱中心轴线不对称。分析圆柱尾流涡旋的分布情况和升力频谱，发现可以根据喷射角度θ及射流动量系数C_μ的大小将切向喷射尾流的控制效果分为无效区（θ≤20°或C_μ < 0.135）、非完全控制区（θ > 20°且C_μ > 0.135）和完全控制区（θ > 35°且C_μ > 0.304）。在非完全控制区，切向喷射诱导的射流势流区将并列双圆柱宽尾流抑制为窄尾流，涡系分布范围控制收缩在近尾流的一个三角形区域内。随着喷射角的增大或是射流动量系数的增大，圆柱所受升力的频谱峰值逐渐降低。在完全控制区，并列双圆柱尾流完全被消除，从时均场上看已无明显的涡旋存在，此时控制效果最优。     

受限空间内射流影响下主流内气固两相流动实验研究

为了研究壁面射流在受限空间内对不同粒径颗粒群分布的影响及其作用机理,搭建了横向矩形通道内的射流气固两相流动实验台.通过调整均匀流动段内的隔栅网数量和化置,在无射流条件下使不同粒径颗粒在高度方向上均匀充满整个横向通道.在主流雷诺数7.9×104,射流雷诺数1.8×104的条件下,采用PIV系统对流动通道中的气流场和颗粒分布进行测量.由瞬态涡结构图片发现,带主流受限空间内的射流涡结构与自由射流涡结构具有明显差异,存在不对称的连续涡结构发生、脱落与破裂过程.通过观察射流对不同尺度颗粒的影响,详细分析了射流对颗粒分布发生影响的两大机理,并由此预见了壁面射流控制手段在上程上的应用性.     

流动多参数场的单帧图像法测量方法研究

在采用单帧单曝光图像法(SFSE )研究射流卷吸流场测量应用的基础上,提出了单帧多曝光图像法(SFME)。该方法不仅可以测得流场的速度场,还可以得到加速度场、力场以及湍流强度、湍流应力等多个场参数。应用 SFSE 和 SFME 方法,对圆管淹没水射流的卷吸涡结构进行高分辨率图像可视化初步测量实验研究,测量空间分辨率达到1.125μm,发现了一些未见文献报道的涡结构,清晰地显示了射流卷吸涡的发展演变过程。实验结果表明 SFSE 和 SFME 方法用于观测微米级的流场湍流流动和涡结构,可以较其他方法得到更丰富的流场参数信息。与其他流场测量方法比较,该方法测量装置简单,空间分辨率高,对实验条件要求低,能够更加直观地显示流场多参数信息并用于微观流场的测量。     

叶尖间隙泄漏流动对涡轮外环换热影响的实验（英文）

使用瞬态液晶测温技术对叶栅模型进行了实验,研究了主流雷诺数、吹风比和叶尖间隙高度对涡轮外环表面对流换热系数的影响。结果表明:叶尖间隙泄漏流对涡轮外环表面对流换热系数的影响很大。当保持间隙高度和吹风比不变时,逐渐增大主流雷诺数,导致涡轮外环表面的对流换热系数升高;当保持间隙高度和主流雷诺数不变时,逐渐增大吹风比,涡轮外环表面对流换热系数几乎不变,外环表面换热系数受吹风比的影响很小。间隙高度对外环表面换热特性的影响很大,在典型工况下,当叶尖间隙高度比为1.6%时,涡轮外环表面的对流换热系数最高。     

出口马赫数0.81~1.01下涡轮导向叶片全气膜冷却特性研究

通过瞬态热电偶测量方法研究了涡轮导叶叶片全气膜换热系数和气膜冷却效率。试验叶片共有13排气膜孔,气膜孔排由前后2个腔供气,前腔二次流与主流流量比为5.06%,后腔为1.14%。为匹配真实发动机工作条件,叶栅进口雷诺数试验范围为1.7×105~5.7×105,出口马赫数范围为0.81~1.01。试验获取了叶片表面压力系数和换热系数分布规律,并研究了叶栅进口雷诺数和出口马赫数对叶片全气膜冷效分布的影响。结果表明:气膜孔下游的换热系数和气膜冷效较高;主流雷诺数的增加对冷却效率的提升有积极作用,特别是在叶片吸力面,而马赫数对叶片表面气膜冷效影响甚微。     

绕圆头回转体通气空化流型的实验研究

为了深入了解通气空化流动现象,利用高速全流场显示技术,对绕圆头回转体通气空化流型进行实验研究。结果表明,重力效应和通气量对通气空化的多相流流型起主要作用。定义了弗洛德数和通气率两个无量纲数,将绕圆头回转体通气空化分为5种多相流流型,即透明空泡、透明气弹、透明分层、水气混合以及半透明水气混合。流动参数对流型的影响分为2个阶段,即重力起主要作用阶段和重力效应不明显阶段。在重力起主要作用阶段,通气率一定时,随着弗洛德数的增大,附着弹体的空泡倾斜程度变小,弹体上表面的断裂空泡转变为贴着弹体壁面的稳定空泡;弗洛德数一定时,随着通气率的增大弹体上表面断裂空泡的尺度不断增大。在重力效应不明显阶段,通气率一定时,随着弗洛德数的增大,雷诺数变大,流场的湍流强度增大,空泡尾流区域水气交换的程度加剧;弗洛德数一定时,随着通气率的增大,通气空化数减小,绕弹体的云雾状空泡逐渐转变为透明空泡。最后,进一步分析了重力影响下透明空泡脱落的非定常过程,以及反向射流作用下云雾状空泡交替脱落的非定常过程。     

雷诺数对半封闭紊流冲击射流流场影响的实验研究

通过采用热线风速仪给出了在半封闭、入射高度为2倍喷管直径时三种不同的雷诺数下紊流中冲击射流流场的详细的测量结果，并与文献结果作了比较。表明在上述条件下，雷诺数对主流速度的影响很小，对紊功能的影响也不太大，且主要集中在冲击区的近壁面部分。所得结果为数值计算冲击射流提供了实验数据。     

Model for Asymmetry of Shock/Boundary Layer Interactions in Nozzle Flows

The reason for the asymmetry phenomenon of shock/boundary layer interactions(SBLI)in a completely symmetric nozzle with symmetric flow conditions is still an open question.A model for the asymmetry of nozzle flows was proposed based on the properties of fluid entrainment in the mixing layer and momentum conservation.The asymmetry model is deduced based on the nozzle flow with restricted shock separation,and is still applicable for free shock separation.Flow deflection angle at nozzle exit is deduced from this model.Steady numerical simulations are conducted to model the asymmetry of the SBLIs in a planar convergent-divergent nozzle tested by previous researchers.The obtained values of deflection angle based on the numerical results of forced symmetric nozzle flows can judge the asymmetry of flows in a nozzle at some operations.It shows that the entrainment of shear layer on the separation induced by SBLTs is one of the reasons for the asymmetry in the confined SBLIs.     

2.4m跨声速风洞Re数模拟能力及其应用

Re数对飞行器气动特性的影响十分复杂,基于风洞试验的Re数效应预测很大程度上依赖于风洞的变Re数试验能力.综述了2.4m跨声速风洞的Re数模拟能力,并给出了某型无人机和某型战斗机在2.4m风洞的变Re数试验结果以及战斗机大迎角气动特性的Re数效应试验结果,表明了2.4m风洞的Re数模拟能力能够较好地预测Re数对飞行器气动特性的影响趋势,大迎角试验时,基于机头端部直径的试验Re数能达到超临界范围.     

NUMERICAL SIMULATION OF THREE DIMENSIONAL INTERACTING TURBULENCE FLOW FIELD OVER PROJECTILE WITH LATERAL JETS

INTRODUCTIONIn recent years,the study of lateral jets hasaroused more interest of aerodynamicist all overthe world.On the one hand,the interacting flowfield caused by lateral jet includes complicatedshock wave patterns and has important values tostuding flow phenomena.It has been not veryclear to this day and it is very difficult for nume-rical simulation.On the other hand,lateral jethas important applications for the field of aero-nautics,astronautics and weapons:for example,lateral jet …     

低雷诺数效应对0.6m连续式风洞性能影响

风洞试验中通常采用降低运行总压的方法来扩大风洞雷诺数模拟的下边界。同常压试验相比，在低雷诺数条件下，风洞流场是否存在明显变化，风洞流场品质是否满足指标要求，直接影响风洞试验数据的精准度。为了研究低雷诺数效应对0.6m连续式跨声速风洞性能（包括轴流式压缩机性能、总压及马赫数控制精度、流场均匀性）的影响，调试人员在0.6m连续式跨声速风洞中开展了大量相关试验，本文在对试验结果进行整理、分析的基础上，给出了Re对风洞性能的影响。结果表明:（1）Re对压缩机性能、总压控制精度、马赫数控制精度、流场均匀性都有明显影响，当Re_c<5×105（c=0.1√A）时，雷诺数效应明显，且Re越小，影响越大。（2）0.6m连续式跨声速风洞能够真实、准确反映Re对风洞流场性能和测力试验数据的影响规律，是开展高空低雷诺数飞行器、翼型、发动机等性能研究的理想地面模拟试验平台。     

雷诺数对大后掠小展弦比飞机纵向气动特性影响修正的工程计算方法

在非线性迎角范围内，雷诺数通过对机翼脱体涡和前机身体涡影响来改变飞机的纵向气动特性。由于现有风洞条件所限，在这一范围内，使用变雷诺数试验方法把试验数据外插到飞行值非常困难。为解决这一问题，本文给出了一种基于全尺寸飞行前缘雷诺数计算出外露翼可得到的前缘推力系数，并通过风洞试验求出试验条件下机翼上可得到的前缘推力系数，从而获得雷诺数对气动特性影响量的工程计算方法。该方法适用于翼面产生脱体涡流型或脱体涡占优（涡破裂前）所引起的非线性问题。     

战术导弹零升阻力雷诺数效应及修正方法

叙述了雷诺数对战术导弹零升阻力的影响，并给出了适合战术导弹的零升阻力系数雷诺数效应修正方法，即变雷诺数试验外推修正方法及工程计算方法。修正结果表明，修正方法是可行的，变雷诺数试验外推法得到的修正量比工程计算得到的修正量更为合理，对于外形简单的战术导弹工程计算仍有较好的精确度。